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81.
航天飞行器有爆脱冲击环境质量载荷效应现象,类似也有振动环境质量载荷效应问题。国外一直在作这方面研究,机理不清,没有定论。本文对此加以述评,并对机理进行初步探究,这对预示振动环境及制定振动环境试验条件有重要意义. 相似文献
82.
本文叙述了电子扫描压力测量系统的主要特点及其在风洞中的应用。对如何发挥该系统的优良性能,保证所测信息的精确性作了研究,并对有关问题提出看法,以便共同探讨。 相似文献
83.
用应变法测量起落架的使用载荷,地面校准试验是载荷测量成功的关键。传统的起落架载荷校准试验是将起落架从飞机上拆下来,固定在专门的固定夹具上实施。受俄罗斯起落架载荷校准方法的启示,我们研制了专门用于起落架载荷校准试验的加载平台,实现了在飞机真实停放状态下对起落架进行校准,克服了传统方法中模拟起落架与飞机连接刚度难,且试验周期长、成本高、误差大的缺点。 相似文献
84.
通过比较分析法研究AGARD B标模在BIA的FD 0 7风洞中气动力测量数据与其它高超声速风洞设备测量结果的相互关联。其目的 ,既可以综合鉴定FD 0 7风洞的流场性能和测试水平 ,也可以从另外意义上为数值方法的程序校验提供必要的技术支持。结果表明 ,在Ma =4.94~ 7.96范围内 ,所测得AGARD B标模的力、力矩和压心位置 ,不仅随Ma和α的变化趋势与其它风洞一致 ,而且其变化量比较接近于各风洞测力数据拟合的逼近曲线。 相似文献
85.
86.
介绍飞机大攻角标模在高速所1.2m和0.6m风洞中进行大攻角测力试验研究所得数据与国外2.5m和0.6m风洞所得数据的相关研究情况。相关性研究的试验M数均为0.35~0.8;两座0.6m风洞试验攻角为0~29°;侧滑角高速所为5°,国外为5°、10°。1.2m和2.5m风洞的试验攻角为-3~48°;侧滑角为5°、10°。研究表明,该飞机模型在这四座风洞中吹风试验数据的相关性是好的。 相似文献
87.
航天材料热物理性能测试技术的发展现状 总被引:1,自引:0,他引:1
根据航天材料热物理性能测试技术的特点 ,系统介绍了国内航天材料热物理性能测试技术的发展状况和发展趋势 ,并详细介绍了目前我国航天材料热物理性能测试领域中所具备的测试技术和测试装置、航天热物理性能所涉及的研究领域和内容以及目前正在开展的研究工作。 相似文献
88.
根据垂尾载荷校准及建模需求,对飞机V型外倾双垂尾结构受载情况进行了分析和简化,确定了校准试验载荷,研制了垂尾载荷校准试验专用龙门梁架。采用液压协调加载技术,完成了外倾双垂尾载荷校准试验,建立了满足测载要求的载荷模型。此种方法充分利用了左右垂尾外倾、双垂尾之间空间较大的特点,对左右垂尾对称施加向外的单点、多点载荷,加载载荷侧向分量左右自平衡,垂向分量依靠飞机自身重量即可平衡,飞机不需要复杂的固定与约束。试验中采用先搭建龙门框架,再停放飞机的方法,降低了试验风险、加快了试验进度,取得了良好的试验结果,对其他此类结构的载荷校准具有一定的借鉴作用。 相似文献
89.
针对侧滑转弯(STT)导弹带有攻击角度约束的机动目标拦截问题,提出一种基于自适应终端滑模动态面控制的三维部分制导控制一体化(PIGC)设计方法。首先,建立了针对机动目标拦截的侧滑转弯导弹三维部分制导控制一体化设计模型,且不需要导弹速度微分体轴系分量信息。然后,使用终端滑模控制理论构建误差向量与虚拟控制量,达成精确拦截与攻击角度约束的控制目的;引入有限时间非线性收敛扩张状态观测器(ESO)来在线估计系统不确定性;设计自适应算子与自适应更新律对观测器的估计误差进行补偿,以提高方法的鲁棒性。最后,三维空间拦截仿真校验了方法在提高拦截精度与增强角度约束收敛性能的有效性。 相似文献
90.
单目视觉在地面机器人等无人导航系统中的应用越来越广泛,而相机参数的标定是利用视觉进行导航的基础性工作。标定结果的好坏,直接影响导航性能和定位精度。主要考虑单目相机的径向畸变,基于张正友平面标定法,通过利用Matlab进行图像预处理、利用OpenCV进行Harris角点检测和亚像素精确化等方法在角点提取精度等方面进行了改进,通过重投影法对标定结果进行了评估,并将其与Matlab相机标定工具箱Toolbox_calib所得结果进行了比较。实验结果表明,改进的标定算法标定结果精度更高,并且对多个摄像头传感器均有效,适用性强。 相似文献